DE69717858T2

DE69717858T2 - Aluminiumlegierungsprodukt

Info

Publication number: DE69717858T2
Application number: DE69717858T
Authority: DE
Inventors: F. Baumann; L. Colvin; W. Hyland; I. Petit
Original assignee: Aluminum Company of America
Current assignee: Howmet Aerospace Inc
Priority date: 1997-02-10
Filing date: 1997-02-10
Publication date: 2003-07-31
Anticipated expiration: 2017-02-11
Also published as: AU2121197A; JP2001511847A; CA2280191C; KR100469929B1; CA2280191A1; JP4014229B2; EP0958393B1; EP0958393A1; WO1998035068A1; DE69717858D1; ES2188897T3; KR20000070878A

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Aluminiumlegierungsprodukt und spezieller Aluminiumlegierungsprodukte, die für Anwendungen in der Luft- und Raumfahrt entwickelt wurden.
Nahezu alle Passagierflugzeuge verfügen über Rumpfschalen, die aus "Alclad 2024-T3" gefertigt sind. Das Grundmetall, 2024-T3-Blech, verfügt über die erforderliche Festigkeit und Schadentoleranz für Anwendungen in der Luft- und Raumfahrt, es leidet jedoch an einer Empfindlichkeit gegenüber Angriff der Lochfraßkorrosion und/oder Korngrenzenkorrosion. Um dieses Problem zu kompensieren, wird das Grundmetall wirksam von der Umgebung durch eine Plattierungsschicht, durch ein Anstrich- oder Beschichtungssystem oder durch eine Kombination von beiden isoliert.
Ein Aluminiumplattierungsprozess umfasst ein anodisches Verbinden einer dünnen Schicht einer Aluminiumlegierung in Bezug auf 2024-T3 auf beiden Seiten des 2025-T3-Blechs. Diese Schichten wirken als eine Grenzschicht und vermitteln dem 2024-T3 im Fall einer Beschädigung der Plattierung einen galvanischen Schutz. In Fällen, in denen diese Schichten vorsätzlich durch spanende Bearbeitung oder Chem-mil-Verfahren zur Gewichtsersparnis entfernt worden sind, kann das 2024-T3-Blech mit Beschichtungen und/oder durch anodische Oxidation geschützt werden.
Obgleich die vorgenannten Schutzsysteme im Allgemeinen wirksam sind, haben sie jedoch einige bemerkenswerte Nachteile. Die Alclad-Schicht trägt wenig bei in Bezug auf Festigkeit, erhöht das Gewicht des Bleches und kann zur Auslösung von Ermüdungsrissen wirken. Andere Beschichtungssysteme können das Gewicht ebenfalls erhöhen und, sofern sie beschädigt sind, in ihrem Schutz des 2024-T3-Grundmetalls versagen. Oberflächen, die anodisch behandelt worden sind, sind spröde und können zur Auslösung von Rissen wirken. Ein anderer Nachteil von 2024-T3-Blech ist seine relativ hohe Dichte (0,101 lb/in³)((1 lb/in³ = 27,5 · 10³ kglm³)).
V.I. Lukin offenbart in "Effect of Sc, Mn, Zr alloying elements on the weldability of Al-Mg-Sc-Mn-Zr system alloys", ((Einfluss der Legierungselemente Sc, Mn, Zr auf die Schweißbarkeit von Legierungen des Systems Al-Mg- Sc-Mn-Zr")) SVAR. PROIZVOD., Bd. 6, 1996, eine Legierungszusammensetzung, die 6,3 Gew.-% Magnesium mit 0% bis 0,08 Gew.-% Scandium aufweist, das die Festigkeit der Schweißverbindung erhöht.
Ein Hauptinteresse der vorliegenden Erfindung ist die Gewährung eines schadentoleranten Aluminiumlegierungsproduktes, das bei Anwendung in Luft- und Raumfahrt verwendbar ist, einschließlich für Rumpfschalen, für die unteren Tragflächenprofile, Längsversteifungen und/oder Druckspanten. Die Legierungen der vorliegenden Erfindung verfügen über eine relativ niedrige Dichte, gute Korrosionsbeständigkeit und gute Kombination von Festigkeit und Schlagzähigkeit, so dass Plattieren, Anstreichen und/oder andere Schutzsysteme des Grundmetalls überflüssig werden.
Ein anderes Hauptinteresse der vorliegenden Erfindung ist die Gewährung eines Aluminiumlegierungsprodukts für schadentolerante Anwendungen, z. B. als Rumpfschalen, das über eine ausreichende Festigkeit verfügt, die hauptsächlich durch Kaltverfestigung einer im Allgemeinen gleichförmigen Matrixzusammensetzung im Gegensatz zum Ausscheiden von Partikeln erzeugt wird, die elektrochemisch von der Matrix wie im Aluminium 2024-T3 verschieden sind.
Ein weiteres Interesse der vorliegenden Erfindung ist die Gewährung einer Legierung mit niedrigerer Dichte als Aluminium 2024-T3 für potentielle Gewichtseinsparung bei Passagierflugzeugen. Bei einer Legierung niedrigerer Dichte resultiert eine erhöhte Treibstoffausnutzung und/oder erhöhte Nutzlast. Eine weitere Aufgabe ist die Gewährung eines Aluminiumlegierungssystems, das eine überlegene Leistungsfähigkeit über eine lange (im Allgemeinen 20 bis 40 Jahre) Lebensdauer des Passagierflugzeuges bewahrt. Es ist außerdem ein Interesse der vorliegenden Erfindung, ein solches Material mit verbesserter Beständigkeit gegenüber Ermüdungsrissbildung bereitzustellen.
Nach der vorliegenden Erfindung wird ein Aluminiumlegierungsprodukt gewährt, aufweisend eine Legierungszusammensetzung, im Wesentlichen bestehend aus: 3,5%-6 Gew.-% Magnesium, 0,03%-0,2 Gew.-% Zirconium, 0,2 %-1,2 Gew.-% Mangan, bis zu 0,15 Gew.-% Silicium, 0,16%-0,34 Gew.-% Scandium, 0%-0,25 Gewichtsprozent Kupfer und wahlweise 0,05%-0,5 Gew.-% eines Dispersoid-bildenden Elements, ausgewählt aus: Erbium, Yttrium, Gadolinium, Holmium und Hafnium; wobei der Rest Aluminium sowie unvermeidbare Verunreinigungen sind.
Das Dispersoid-bildende Element ist Scandium. Diese Legierungszusammensetzung ist vorzugsweise auch frei von Zink und Lithium.
Bei der Beschreibung der folgenden Legierungszusammensetzungen sind, sofern nicht anders angegeben, alle Bezugnahmen auf Gewichtsprozent (Gew.-%) bezogen. Bei Bezugnahmen auf irgendwelche numerischen Wertebereiche sind diese Bereiche einschließlich aller und jeder Zahl und/oder Bruch zwischen dem Minimum und Maximum des genannten Bereichs zu verstehen. Ein Bereich von etwa 0,05%-0,5 Gew.-% Scandium würde beispielsweise alle Zwischenwerte von etwa 0,06, 0,07, 0,08 und 0,1 Gew.-% usw. bis zu und einschließlich etwa 0,48, 0,49 und 0,4995 Gew.-% Scandium einschließen. Das Gleiche gilt für die anderen Elementarbereiche, wie sie nachfolgend ausgeführt werden.
Der Begriff "im Wesentlichen frei" bedeutet, dass keine signifikante Menge dieser Komponente der Legierungszusammensetzung vorsätzlich zugesetzt wird, wobei als selbstverständlich gilt, dass Spurenmengen von zufällig vorhandenen Elementen und/oder Verunreinigungen ihren Weg in ein gewünschtes Endprodukt finden können.
Die Legierungen der Erfindung beruhen auf dem Al-Mg-Sc-System und verfügen über eine ausreichende Korrosionsbeständigkeit, so dass Plattierungs- oder andere Schutzsysteme überflüssig werden. Die Festigkeit dieser Legierungen wird hauptsächlich durch Kaltverfestigung einer Metallmatrix erzeugt, die hinsichtlich ihrer Zusammensetzung im Allgemeinen gleichförmig ist. Kombinationen der Eigenschaften von Festigkeit und Schadentoleranz, die für Anwendungen als Rumpfschale ausreichend sind, lassen sich durch eine entsprechende Auswahl der Zusammensetzung, Verformungsbehandlung und nachfolgenden Stabilisierungsbehandlungen erhalten.
Es ist festgestellt worden, dass die erfindungsgemäßen Materialien der Al-Mg-Sc-Legierung ausreichende Eigenschaften der Zugfestigkeit und Zähigkeitskennwerte zusammen mit einer hervorragenden Beständigkeit gegenüber interkristalline Korrosion (Korngrenzenkorrosion) zeigen. Diese Materialien demonstrieren außerdem eine gute Beständigkeit gegenüber Schichtkorrosion und hervorragende Beständigkeit gegenüber Spannungsrissbildung ("SCC") im Verlaufe einer Wechseltauchprüfung in einer NaCl-Lösung nach Standard ASTM G-47.
Eine in der vorliegenden Erfindung verwendete Hauptlegierung weist eine Legierungszusammensetzung auf, in die ein Aluminiumlegierungsprodukt einbezogen ist mit einer Legierungszusammensetzung, im Wesentlichen bestehend aus: 3,5%-6 Gew.-% Magnesium, 0,03%-0,2 Gew.-% Zirconium, 0,2%-1,2 Gew.-% Mangan, bis zu 0,15 Gew.-% Silicium, 0,16%-0, 34 Gew.-% Scandium, 0%-0,25 Gew.-% Kupfer und wahlweise 0,05%-0,5 Gew.-% eines Dispersoidbildenden Elements, ausgewählt aus: Erbium, Yttrium, Gadolinium, Holmium und Hafnium; wobei der Rest Aluminium sowie unvermeidbare Verunreinigungen sind. Auf einer mehr bevorzugten Basis enthält die Aluminiumlegierungszusammensetzung: etwa 3,5%-6 Gew.-% Magnesium; etwa 0,06%-0,12 Gew.-% Zirconium; etwa 0,4%-1 Gew.-% Mangan, bis zu 0,08 Gew.-% Silicium und etwa 0,16%-0,34 Gew.-% Scandium. Am meisten bevorzugt besteht die Aluminiumlegierungszusammensetzung im Wesentlichen aus etwa 3,8%-5,2 Gew.-% Magnesium; etwa 0,09%-0,12 Gew.-% Zirconium, etwa 0,5%-0,7 Gew.-% Mangan, bis zu 0,05 Gew.-% Silicium und etwa 0,2%-0,3 Gew.-% Scandium. Bevorzugte Ausführungsformen dieser Aluminiumlegierung sind außerdem im Wesentlichen frei von Zink und Lithium.
Ohne an eine spezielle Lehre gebunden zu sein, wird davon ausgegangen, dass es mit der vorliegenden Erfindung möglich ist, dem Material des Rumpfschalenblechs wesentlich höhere Festigkeiten und eine größere Korrosionsbeständigkeit durch Zusatz bestimmter Seltenerdmetalle oder "Alkaliähnlicher" Seltenerdmetalle, wie beispielsweise Scandium, zu vermitteln, indem die Bildung an Seltenerdmetall angereicherten Ausscheidungen bewirkt wird. Diese Ausscheidungen verfügen über die Fähigkeit, aus der plastischen Verformung kommenden Festigkeitsverlust zu speichern und diesem zu widerstehen. Aufgrund der relativ kleinen Partikelgröße und feinen Verteilung dieser Partikel werden darüber hinaus Erholung und Umkristallisation der resultierenden Legierung gehemmt.
Die erfindungsgemäße Legierung ist temperaturbeständiger als die gleiche Legierung, der Scandium- oder Scandium-ähnliche Zusätze fehlen. Mit "temperaturbeständig" wird verstanden, dass ein großer Teil der Festigkeit und der Struktur, die dieser Legierung durch Bearbeiten vermittelt wird, in dem Endprodukt des Rumpfschalenblechs selbst nach Exponierung an einer oder mehreren höheren Temperaturen, im typischen Fall oberhalb von etwa 232ºC (450ºF), selbst während der nachfolgenden Walzoperation o. dgl. erhalten bleibt.
Bei Bezugnahme auf die Hauptlegierungsbestandteile der vorliegenden Erfindung gilt als selbstverständlich, dass in dem im Wesentlichen aus Aluminium bestehenden Rest einige zufällige, wenn auch nicht absichtlich zugesetzte Elemente enthalten sein können, die die parallel laufenden Eigenschaften der Erfindung beeinflussen können, oder nicht absichtlich zugesetzte Verunreinigungen enthalten sein können, von denen keines die wesentlichen Merkmale der erfindungsgemäßen Legierung verändern sollten. In Bezug auf die Hauptlegierungselemente der vorliegenden Erfindung wird davon ausgegangen, dass Magnesium zur Kaltverfestigung und Festigkeit beiträgt. Es wird angenommen, dass Zusätze von Zirconium die Beständigkeit von Scandium-Ausscheidungen gegenüber schnellem Wachstum verbessern. Scandium und Zirconium dienen noch einem anderen Zweck. Bei Zusatz zu Aluminium-Magnesium-Legierungen des hierin beschriebenen Typs wird angenommen, dass Scandium unter Bildung einer Dispersion von feinen, intermetallischen Partikeln (bezeichnet als "Dispersoide") ausgeschieden wird, und zwar im typischen Fall eine Al&sub3;X- Stöchiometrie, wobei X entweder Sc oder Zr oder sowohl Sc als auch Zr ist. Als eine ausscheidungshärtende Verbindung bieten Al&sub3;(Sc,Zr)-Dispersoide gewisse Festigkeitsvorteile, was aber jedoch wichtiger ist, derartige Dispersoide behindern oder verzögern den Erholungsprozess und die Umkristallisation durch ein gelegentlich als "Zehner-Drag"-Effekt bezeichnetes Phänomen (siehe allgemein: C. S. Smith, TMS-AIMF, 175, 15 (1948)). Es wird angenommen, dass dieses folgendermaßen abläuft: Scandiumdispersoide haben eine sehr geringe Partikelgröße, sind jedoch hinsichtlich der Zahl groß. Sie wirken im Allgemeinen als "Haftstellen" für wandernde Korngrenzen und Versetzungen, die diese umgehen müssen, um das Metall weich zu machen. Umkristallisation und Erholung sind die wichtigsten metallurgischen Prozesse, mit denen zur Kaltverfestigung fähige Legierungen weich werden. Um eine Legierung mit einer großen Population von Al&sub3;(Sc, Zr)-Partikeln "weich werden zu lassen"; ist es notwendig, das Material auf höhere Temperaturen zu erhitzen, als dies bei einer Legierung erforderlich wäre, die nicht über derartige Partikel verfügt. Anders dargestellt, wird ein unter identischen Bedingungen kaltverfestigtes und wärmebehandeltes Blechprodukt, das Al&sub3;(Sc, Zr)-Dispiersoide enthält über höhere Festigkeitswerte verfügen als eine vergleichbare Legierung, der kein Scandium zugesetzt worden ist.
Bei Blechmaterial für Rumpfschalen und andere Anwendungen in Luft- und Raumfahrt vermittelt die vorliegende Erfindung eine Fähigkeit, dem Erweichen während der thermischen Exponierungen bei hoher Temperatur zu widerstehen, die normalerweise benötigt werden, um Blechprodukte zu walzen. Dadurch wird die erfindungsgemäße Legierung ein Teil der Festigkeit bewahren, die sie durch das Walzen angenommen hat. Andere Scandium-freie Legierungen würden dazu neigen, eine geringere Festigkeit durch das Walzen zu halten und dadurch ein Endprodukt geringerer Festigkeit zu liefern. Ein zusätzlicher Vorteil von Zirconium besteht in seiner Fähigkeit zur Begrenzung des Wachstums dieser Al&sub3;X-Partikel, um zu gewährleisten, dass derartige Dispersoide klein bleiben, dicht beabstandet sind und in der Lage sind, einen "Zener-Drag"-Effekt zu erzeugen.
Obgleich es bevorzugt wird, Silicium in der Aluminiumlegierung zu begrenzen, ist es unvermeidbar, dass Silicium aus dem Feuerfestmaterial einbezogen wird. In der kommerziellen Praxis wird mehr als 80% einer Legierung aus Schrott erhalten und liefert so einen zusätzlichen Beitrag zum Vorhandensein von Silicium. Die Legierung der vorliegenden Erfindung kann bis zu 0,15 Gew.-% Silicium enthalten, wobei bis zu 0,08 Gew.-% bevorzugt sind und 0,05 Gew.-% oder weniger am meisten bevorzugt sind.
Obgleich Kupfer kein beabsichtigter elementarer Zusatz ist, handelt es sich bei ihm in Bezug auf die vorliegende Erfindung um ein mäßig lösliches Element. Als solches können die hierin beschriebenen Legierungsprodukte bis zu etwa 0,25 Gew.-% Kupfer oder vorzugsweise etwa 0,15 Gew.-% Cu oder weniger aufnehmen.
Das Aluminiumlegierungsprodukt der vorliegenden Erfindung ist besonders geeignet für Anwendungen, bei denen Schadentoleranz gefordert wird. Derartige schadentolerante Aluminiumprodukte werden besonders bei Anwendungen für Luft- und Raumfahrt und speziell für die Rumpfschale und die unteren Tragflächenprofile, Längsversteifungen oder Druckspanten bei vielen Flugzeugen verwendet.
Das folgende Beispiel soll die Aufgaben und Vorteile der vorliegenden Erfindung weiter veranschaulichen. Es soll jedoch den Geltungsbereich der vorliegenden Erfindung in keiner Weise einschränken.

Beispiel

Dieses Beispiel bezieht sich auf die folgenden Hauptzusätze zu einer erfindungsgemäßen Legierung auf Aluminiumbasis:
wobei der Rest jeder Legierung Aluminium und zufällige Elemente und Verunreinigungen sind.
Alle vorgenannten Legierungen wurden im fallenden Kokillenguss (oder "Kokillendirektguss" oder "DC"-Guss) als Knüppel mit 2,5 Inch · 12 Inch gegossen und davon die Walzflächen geschält. Legierung A wurde nicht homogenisiert. Legierung B wurde für 5 Stunden bei 287^C (550ºF) gefolgt von 5 Stunden bei 427ºC (800ºF) homogenisiert. Die geschälten Knüppel wurden bis 287ºC (550ºF) für 30 Minuten erhitzt und näherungsweise 50% bis zu einer Nenndicke von 1 Inch quergewalzt. Sodann wurden Legierungen A und B erneut bis 287ºC (550ºF) erhitzt und auf eine endgültige Nenndicke von 0,1 Inch gewalzt. Die mechanischen Eigenschaften jeder Legierung wurden sodann nach einer Stabilisierungsbehandlung von 5 Stunden bei 287ºC (550ºF) bewertet.
Tabelle I liefert die für die vorgenannten Proben der Legierungen A und B verfügbaren Daten der physikalischen, mechanischen Eigenschaften und der Korrosion und vergleicht diese mit typischen Werten für 2024-T3-Aluminium, 6013-T6-Aluminium und ein anderes potentielles Rumpfschalenmaterial, das kommerziell als das C-188-Produkt von Alcoa bekannt ist und hergestellt wird nach der US-P-5 213 639.
Die Materialien der vorliegenden Erfindung zeigen ausreichende Zugfestigkeitseigenschaften. Die Zähigkeitskennwerte von Legierung A und B bezogen auf die Daten der Mitten-Kerbschlagzähigkeit und des Ermüdungsrisswachstums (oder "fatigue crack growth" oder "FCG") zeigen ebenfalls nachdrücklich, dass diese Materialien ebenfalls über gute Eigenzähigkeiten verfügen. Die Beständigkeit gegenüber Korngrenzenkorrosion in der vorliegenden Erfindung ist ebenfalls beachtenswert. Ein Standardversuch zum Messen derartiger Korrosionen in Legierungen auf Al-Mg-Basis ist der ASSET-Versuch (oder ASTM G-66) nach einer "Sensibilisierungsbehandlung" bei 100ºC (212ºF). Die betreffenden Materialien zeigten eine gute Beständigkeit gegenüber Schichtkorrosion in diesem Versuch, wobei lediglich Legierung B überhaupt ein Anzeichen von Schichtkorrosion zeigte und selbst dann nur einen EA-Wert. Im Vergleich zeigten andere Materialien eine gewisse Lochfraßkorrosion (P) mit minimaler Blasenbildung. Die erfindungsgemäßen Materialien zeigten außerdem eine hervorragende SCC-Beständigkeit bei der Wechseltauchprüfung unter Verwendung einer NaCl-Lösung. Tabelle 1
Hinweis: 1. SCC: (Versagen/Proben) Querorientierung, 75% Streckgrenze (nach 1 Woche bei 102ºC (212ºF)).
Es gilt als anerkannt, dass eine verbesserte Aluminiumlegierung für Anwendungen in Luft- und Raumfahrt offenbart worden ist. Diese Aluminiumlegierung verfügt über eine geringe Dichte, gute Korrosionsbeständigkeit und eine gute Kombination von Festigkeit und Zähigkeit im Vergleich zu konventionellen Materialien für Rumpfschalen.

Claims

1. Aluminiumlegierungsprodukt, aufweisend eine Aluminiumzusammensetzung, im Wesentlichen bestehend aus: 3,5%-6 Gew.-% Magnesium, 0,03%- 0,2 Gew.-% Zirconium, 0,2%-1,2 Gew.-% Mangan, bis zu 0,15 Gew.-% Silicium 0,16%-0,34 Gew.-% Scandium, 0%-0,25 Gewichtsprozent Kupfer und wahlweise 0,05%-0,5 Gew.-% eines Dispersoid-bildenden Elements, ausgewählt aus: Erbium, Yttrium, Gadolinium, Holmium und Hafnium; wobei der Rest Aluminium sowie unvermeidbare Verunreinigungen sind.

2. Aluminiumlegierungsprodukt nach Anspruch 1, bei welchem die Legierung 0,2%-0,3 Gew.-% Scandium enthält.

3. Aluminiumlegierungsprodukt nach Anspruch 1, bei welchem die Legierung im Wesentlichen frei ist von Zink und Lithium.

4. Schadentolerantes Teil für Luft- und Raumfahrt mit niedriger Dichte, guter Korrosionsbeständigkeit und guter Kombination von Festigkeit und Schlagzähigkeit, wobei das Teil für Luft- und Raumfahrt hergestellt wird aus einer Legierungszusammensetzung, im Wesentlichen bestehend aus: 3,5% - 6 Gew.-% Magnesium, 0,03%-0,2 Gew.-% Zirconium, 0,2%-1,2 Gew.-% Mangan, bis zu 0,15 Gew.-% Silicium, 0,16%-0,34 Gew.-% Scandium, 0%-0,25 Gew.-% Kupfer und wahlweise 0,05%-0,5 Gew.-% eines Dispersoid-bildenden Elements, ausgewählt aus: Erbium, Yttrium, Gadolinium, Holmium und Hafnium; wobei der Rest Aluminium sowie unvermeidbare Verunreinigungen sind.

5. Teil für Luft- und Raumfahrt nach Anspruch 4, wobei das Teil ausgewählt wird aus Rumpfschale, einem unteren Tragflächenprofil, einer Längsversteifung und einem Druckspant.

6. Teil für Luft- und Raumfahrt nach Anspruch 5, bei welchem das Dispersoid-bildende Element im Wesentlichen aus Scandium besteht.

7. Teil für Luft- und Raumfahrt nach Anspruch 6, bei welchem die Legierungszusammensetzung 0,2%-0,3 Gew.-% Scandium enthält.

8. Aluminiumlegierungsprodukt oder Teil für Luft- und Raumfahrt nach einem der vorgenannten Ansprüche, bei welchen die Legierungszusammensetzung 3,8%-5,2 Gew.-% Magnesium enthält.

9. Aluminiumlegierungsprodukt oder Teil für Luft- und Raumfahrt nach einem der vorgenannten Ansprüche, bei welchen die Legierungszusammensetzung maximal 0,25 Gew.-% Kupfer enthält.

10. Aluminiumlegierungsprodukt oder Teil für Luft- und Raumfahrt nach einem der vorgenannten Ansprüche, bei welchen die Legierungszusammensetzung 0,06%-0,12 Gew.-%. Zirconium enthält.

11. Aluminiumlegierungsprodukt oder Teil für Luft- und Raumfahrt nach einem der vorgenannten Ansprüche, bei welchen die Legierungszusammensetzung 0,09%-0,12 Gew.-% Zirconium enthält.

12. Aluminiumlegierungsprodukt oder Teil für Luft- und Raumfahrt nach einem der vorgenannten Ansprüche, bei welchen die Legierungszusammensetzung 0,4%-1 Gew.-% Mangan enthält.

13. Aluminiumlegierungsprodukt oder Teil für Luft- und Raumfahrt nach einem der vorgenannten Ansprüche, bei welchen die Legierungszusammensetzung 0,5%- 0,7 Gew.-% Mangan enthält.

14. Aluminiumlegierungsprodukt oder Teil für Luft- und Raumfahrt nach einem der vorgenannten Ansprüche, bei welchen die Legierungszusammensetzung bis zu 0,08 Gew.-% Silicium enthält.

15. Aluminiumlegierungsprodukt oder Teil für Luft- und Raumfahrt nach einem der vorgenannten Ansprüche, bei welchen die Legierungszusammensetzung bis zu 0,05 Gew.-%. Silicium enthält.

16. Teil für Luft- und Raumfahrt nach Anspruch 5, bei welchem die Legierungszusammensetzung im Wesentlichen frei ist von Zink.

17. Teil für Luft- und Raumfahrt nach Anspruch 5 oder 6, bei welchem die Legierungszusammensetzung im Wesentlichen frei von Lithium ist.

18. Aluminiumlegierungsprodukt nach Anspruch 1 oder Teil für Luft- und Raumfahrt nach Anspruch 6, bei welchen die Legierungszusammensetzung enthält: 3,5%-6 Gew.-% Magnesium, 0,06%-0,12 Gew.-% Zirconium, 0,4%-1 Gew.-% Mangan, bis zu 0,08 Gew.-% Silicium und 0,16%-0,34 Gew.-% Scandium.

19. Aluminiumlegierungsprodukt nach Anspruch 1 oder Teil für Luft- und Raumfahrt nach Anspruch 6, bei welchen die Legierungszusammensetzung enthält: 3,8%-5,2 Gew.-% Magnesium, 0,09% - 0,12 Gew.-% Zirconium, 0,5%- 0,7 Gew.-% Mangan, bis zu 0,05 Gew.-% Silicium und 0,2%-0,3 Gew.-% Scandium.